CN117436364A - 外流高速脉动压力仿真方法、装置、设备和存储介质 - Google Patents
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Abstract
本申请涉及一种外流高速脉动压力仿真方法、装置、设备和存储介质。所述方法包括：获取飞行器的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布；基于预先构建的气动问题仿真软件框架以及飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布进行仿真计算，得到仿真结果。本申请的气动问题仿真软件框架集成了多种脉动压力计算模型，用户采用这些脉动压力计算模型可以快速简便的得到多种状态下的飞行器的仿真结果，并且本申请也可以根据用户导入的脉动压力计算模型计算仿真结果，使得计算的仿真结果更精确。
Description
技术领域
本申请涉及飞行器气动分析技术领域，特别是涉及一种外流高速脉动压力仿真方法、装置、设备和存储介质。
背景技术
在超、高超声速飞行器开展整体结构与振动设计时，需要获得一些指定飞行、几何条件下的脉动压力载荷数据和飞行与几何条件下对脉动压力载荷的影响趋势。
目前，计算脉动压力载荷数据以及脉动压力载荷的影响趋势采用的主要手段是流体力学数据仿真，这种仿真方式仿真速度较慢。
发明内容
基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种能够提高仿真速度的外流高速脉动压力仿真方法、装置、设备和存储介质。
第一方面，本申请提供了一种外流高速脉动压力仿真方法，该方法包括：
获取飞行器的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布；
基于预先构建的气动问题仿真软件框架以及飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布进行仿真计算，得到仿真结果；其中，气动问题仿真软件框架集成了多种脉动压力计算模型。
在其中一个实施例中，上述基于预先构建的气动问题仿真软件框架以及飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布进行仿真计算，得到仿真结果，包括：
根据目标拾取方式获取飞行器上的目标位置；
从气动问题仿真软件框架集成的多种脉动压力计算模型中获取目标位置对应的目标脉动压力计算模型；
根据目标脉动压力计算模型、飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布，确定飞行器的仿真结果。
在其中一个实施例中，上述根据目标脉动压力计算模型、飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布，确定飞行器的仿真结果，包括：
将飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布输入至目标脉动压力计算模型，得到飞行器的仿真结果；目标脉动压力计算模型包括默认脉动压力计算模型或用户自定义模型。
在其中一个实施例中，上述仿真条件包括来流参数；仿真结果包括均方根脉动压力系数分布；将飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布输入至目标脉动压力计算模型，得到飞行器的仿真结果，包括：
将飞行器数据、来流参数和表面时均压力分布输入到目标脉动压力计算模型中，通过目标脉动压力计算模型确定均方根脉动压力系数分布。
在其中一个实施例中，上述目标拾取方式包括选取球和选取截面中的一种；根据目标拾取方式获取飞行器上的目标位置，包括：
获取选取球的球心坐标，根据球心坐标确定飞行器上的目标位置；或，
获取选取截面的面心坐标，根据面心坐标确定飞行器上的目标位置。
在其中一个实施例中，上述获取飞行器的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布，包括：
基于预先存储的配置文件生成气动问题仿真界面；
基于气动问题仿真界面获取飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布。
在其中一个实施例中，上述脉动压力计算模型包括表面时均压力模型，表面时均压力分布的获取过程包括：
从气动问题仿真软件框架集成的多种脉动压力计算模型中获取表面时均压力分布模型；
将飞行器数据和仿真条件输入到表面时均压力分布模型中，得到表面时均压力分布。
在其中一个实施例中，上述飞行器数据的获取过程，包括：
基于气动问题仿真界面获取用户导入的飞行器的初始网格文件；
对初始网格文件进行预处理，得到飞行器数据。
在其中一个实施例中，上述对初始网格文件进行预处理，得到飞行器数据，包括：
将初始网格文件以树结构的形式进行存储，得到中间网格文件；
采用邻接表结构确定中间网格文件中各网格与相邻网格的邻接关系；
根据中间网格文件和邻接关系，确定飞行器数据。
在其中一个实施例中，上述气动问题仿真界面包括仿真条件输入框，仿真条件的获取过程包括：
获取用户在仿真条件输入框中输入的仿真条件。
第二方面，本申请还提供了一种外流高速脉动压力仿真装置，该装置包括：
数据获取模块，用于获取飞行器的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布；
仿真结果确定模块，用于基于预先构建的气动问题仿真软件框架以及所述飞行器数据、所述仿真条件和所述表面时均压力分布进行仿真计算，得到仿真结果；其中，所述气动问题仿真软件框架集成了多种脉动压力计算模型。
第三方面，本申请还提供了一种计算机设备，包括存储器和处理器，该存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：
获取飞行器的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布；
基于预先构建的气动问题仿真软件框架以及飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布进行仿真计算，得到仿真结果；其中，气动问题仿真软件框架集成了多种脉动压力计算模型。
第四方面，本申请还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：
获取飞行器的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布；
基于预先构建的气动问题仿真软件框架以及飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布进行仿真计算，得到仿真结果；其中，气动问题仿真软件框架集成了多种脉动压力计算模型。
第五方面，本申请还提供了一种计算机程序产品，包括计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：
获取飞行器的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布；
基于预先构建的气动问题仿真软件框架以及飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布进行仿真计算，得到仿真结果；其中，气动问题仿真软件框架集成了多种脉动压力计算模型。
上述外流高速脉动压力仿真方法、装置、设备和存储介质。通过获取飞行器的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布，然后基于预先构建的气动问题仿真软件框架以及飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布进行仿真计算，得到仿真结果。本申请的气动问题仿真软件框架集成了多种脉动压力计算模型，用户采用这些脉动压力计算模型可以快速简便的得到多种状态下的飞行器的仿真结果，并且本申请也可以根据用户导入的脉动压力计算模型计算仿真结果，使得计算的仿真结果更精确。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例或相关技术中的技术方案，下面将对实施例或相关技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为一个实施例中外流高速脉动压力仿真方法的应用环境图；
图2为一个实施例中外流高速脉动压力仿真方法的流程示意图；
图3为一个实施例中得到仿真结果的流程示意图；
图4为一个实施例中获取飞行器相关数据的流程示意图；
图5为一个实施例中表面时均压力分布的获取过程的流程示意图；
图6为一个实施例中飞行器数据的获取过程的流程示意图；
图7为一个实施例中得到飞行器数据的流程示意图；
图8为另一个实施例中外流高速脉动压力仿真方法的流程示意图；
图9为一个实施例中外流高速脉动压力仿真装置的结构框图；
图10为一个实施例中计算机设备的内部结构图。
具体实施方式
为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。
首先，在具体介绍本申请实施例的技术方案之前，先对本申请实施例基于的技术背景进行介绍。
在超、高超声速飞行器开展整体结构与振动设计，表面热防护材料疲劳设计或性能评估时，需获得一些指定飞行、几何条件下的脉动压力载荷数据和飞行与几何条件对脉动压力载荷的影响趋势。所需脉动压力载荷数据包括飞行器表面均方根脉动压力系数分布和各个位置脉动压力的功率谱函数。
准确评估飞行器所受脉动压力是空气动力学中的一个困难的问题，目前针对这一问题主要采取的方法包括实验测量、计算流体力学数值仿真和工程估算方法。脉动压力实验测量相关技术主要聚焦于实验设备和测量数据的分析处理。脉动压力的CFD(Computational Fluid Dynamics，计算流体力学)仿真技术包括大涡模拟、分离涡模拟等精细数值仿真技术。工程估算方法是在大量实验数据的基础上，针对几类特定问题总结出的半经验性的脉动压力计算方法。目前针对一些如平板、压缩拐角、膨胀拐角、激波干扰区等简单几何外形，发展出了相应的脉动压力工程估算模型。
相关技术存在实验测量成本高、周期长，大规模开展代价过大的问题，并且CFD仿真方法为得到较为可靠的脉动压力结果，需要极大的网格数量，同样存在成本高、周期长的局限性。工程估算方法可实现对飞行器脉动压力的快速评估，在工程实践中具有很高的价值。然而，目前在运用工程估算方法时仍存在以下困难：
(1)工程估算方法给出了几类简单几何外形条件下的脉动压力估算模型，对于具有复杂外形的实际飞行器，针对各部位的当地流动状态恰当地运用相应的模型在操作上较为繁琐，需要使用者进行大量编程处理；
(2)脉动压力工程估算模型发展自实验或精细数值仿真积累的数据，模型的表达式存在多样性。同时，此类模型常常需要根据最新的数据进行修正，以不断提升其性能。面对这种需求，目前缺乏既包含有脉动压力计算完整的算法框架，又允许使用者可以便捷地更换其中的部分模型的工程估算软件。
基于此，本申请提供了一种外流高速脉动压力仿真方法、装置、设备和存储介质，旨在解决上述技术问题。
本申请实施例提供的外流高速脉动压力仿真方法，可以应用于如图1所示的应用环境中。其中，终端102通过网络与服务器104进行通信。数据存储系统可以存储服务器104需要处理的数据。数据存储系统可以集成在服务器104上，也可以放在云上或其他网络服务器上。终端102获取飞行器的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布，基于预先构建的气动问题仿真软件框架以及飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布进行仿真计算，得到仿真结果。其中，终端102可以但不限于是各种个人计算机、笔记本电脑、智能手机、平板电脑。服务器104可以用独立的服务器或者是多个服务器组成的服务器集群来实现。
在一个示例性的实施例中，如图2所示，提供了一种外流高速脉动压力仿真方法，以该方法应用于图1中的终端为例进行说明，包括以下S201至S202。
其中：
S201，获取飞行器的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布。
其中，飞行器数据是通过用户导入的网格文件预处理得到的，网格文件可以包括三维建模或者网格绘制软件导出STL(Stereolithography，立体光刻的缩写)格式的表面三角形网格文件或Plot3D格式的表面四边形网格文件。预处理的方式可以包括数据清理、数据集成、数据变换以及数据存储，本申请实施例对预处理方式不作具体限定。
仿真条件是由用户根据仿真需求设定的飞行器所处的高空条件，具体包括海报高度、来流速度、来流方向、壁温和辐射发射率。表面时均压力分布是指飞行器表面的各时间段的压力分布。
本申请实施例中，终端可以获取用户基于仿真软件的页面手动输入的飞行器数据和仿真条件，也可以获取用户导入的本地文件，从该文件中获取飞行器数据和仿真条件。针对表面时均压力分布，终端可以获取用于输入的表面时均压力分布，也可以通过将飞行器数据、仿真条件输入相关模型中，得到表面时均压力分布。
S202，基于预先构建的气动问题仿真软件框架以及飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布进行仿真计算，得到仿真结果。
其中，气动问题仿真软件框架集成了多种脉动压力计算模型，用于根据用户导入的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布，仿真出飞行器在在多种流动区域中的仿真结果。
本申请实施例中，基于上述实施例得到的飞行器的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布，终端可以根据飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布，在气动问题仿真软件框架中的多种脉动压力计算模型中选出匹配的脉动压力计算模型，根据该脉动压力计算模型、飞行器数据、表面时均压力分布和仿真条件计算出仿真结果，终端也可以获取用户导入的脉动压力计算模型，根据该脉动压力计算模型得到仿真结果。
上述外流高速脉动压力仿真方法，通过获取飞行器的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布，然后基于预先构建的气动问题仿真软件框架以及飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布进行仿真计算，得到仿真结果。本申请的气动问题仿真软件框架集成了多种脉动压力计算模型，用户采用这些脉动压力计算模型可以快速简便的得到多种状态下的飞行器的仿真结果，并且本申请也可以根据用户导入的脉动压力计算模型计算仿真结果，使得计算的仿真结果更精确，相较于传统的仿真算法只能计算部分模式下的仿真结果，因此本申请的仿真方法适用性更强。
在一个示例性的实施例中，基于上述实施例，请参见图3，本申请实施例涉及的是基于预先构建的气动问题仿真软件框架以及飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布进行仿真计算，得到仿真结果的过程，包括以下S301至S303。
其中：
S301，根据目标拾取方式获取飞行器上的目标位置。
其中，目标拾取方式是指用户基于气动问题仿真软件框架给出的多种选取方式确认的选取方式。目标位置是指用户根据目标拾取方式在飞行器上拾取点对应的坐标。
本申请实施例中，终端首先获取用户输入的目标拾取方式，调用该目标拾取方式对应的拾取控件，例如球体、截面，用户根据该拾取控件在飞行器中拾取目标位置，终端获取用户基于拾取控件拾取的位置的坐标，将该坐标确定为目标位置。
S302，从气动问题仿真软件框架集成的多种脉动压力计算模型中获取目标位置对应的目标脉动压力计算模型。
本申请实施例中，基于上述实施例确定的目标位置，终端可以根据目标位置对应的流动类型区域，例如，湍流边界层、膨胀拐角分离区、压缩拐角分离区、舵翼激波振荡区，在气动问题仿真软件框架集成的多种脉动压力计算模型中获取对应的目标脉动压力计算模型。终端也可以获取用户输入的脉动压力计算模型作为目标脉动压力计算模型。
S303，根据目标脉动压力计算模型、飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布，确定飞行器的仿真结果。
本申请实施例中，基于上述实施例得到的目标脉动压力计算模型、飞行器数据和仿真条件，终端可以将仿真条件和飞行器数据输入目标脉动压力计算模型，得到飞行器的仿真结果，终端也可以将仿真条件和飞行器数据输入目标脉动压力计算模型后，对得到的输出结果进一步修正，得到仿真结果，本申请实施例对仿真计算过程不作具体限定。
本申请的气动问题仿真软件框架集成了多种脉动压力计算模型，用户采用这些脉动压力计算模型可以快速简便的得到多种状态下的飞行器的仿真结果。
在一个示例性的实施例中，基于上述实施例，本申请实施例涉及的是根据目标脉动压力计算模型、飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布，确定飞行器的仿真结果，包括：将飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布输入至目标脉动压力计算模型，得到飞行器的仿真结果。
其中，目标脉动压力计算模型包括默认脉动压力计算模型或用户自定义模型。
本申请实施例中，终端可以将获取到的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布输入默认脉动压力计算模型，得到仿真结果，或者，终端也可以获取用户输入的用户自定义模型作为目标脉动压力计算模型，将获取到的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布输入用户自定义模型，得到仿真结果。
本申请实施例中，终端可以通过默认脉动压力计算模型计算也可以通过用户自定义模型计算仿真结果，本申请实施例允许用户根据其经验自定义其中部分计算模型，且自定义模型的过程不需要复杂的编程技术，用户可以专注于对模型本身的调试，从而尽可能利用先验知识，不断提升最终仿真结果的精度。
在一个示例性的实施例中，基于上述实施例，本申请实施例的仿真条件包括来流参数；仿真结果包括均方根脉动压力系数分布；本申请实施例涉及的是将飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布输入至目标脉动压力计算模型，得到飞行器的仿真结果，包括：
将飞行器数据、来流参数和表面时均压力分布输入到目标脉动压力计算模型中，通过目标脉动压力计算模型确定表面边界层外缘马赫数，并根据表面边界层外缘马赫数确定均方根脉动压力系数分布。
其中，表面边界层外缘马赫数用来表示飞行器表面外界层运动速度与声波传播速度之间关系的无量纲物理量。
本申请实施例中，基于上述实施例得到的仿真条件、飞行器数据和表面时均压力分布，终端可以获取计算表面边界层外缘马赫数对应的目标脉动压力计算模型，例如正激波关系模型和等熵流动关系模型，将飞行器数据、来流参数和表面时均压力分布输入到该目标脉动压力计算模型中，通过目标脉动压力计算模型确定表面边界层外缘马赫数。接着，终端获取计算均方根脉动压力系数分布对应的脉动压力计算模型，将设定的表面的各区域流动类型以及表面边界层外缘马赫数输入该脉动压力计算模型，得到均方根脉动压力系数分布。
本申请实施例还可以根据选取的位置当地设置的流动类型，采用相应的脉动压力计算模型计算飞行器相应位置功率谱密度和相应点对的相关函数。
本申请实施例将多种脉动压力计算模型整合在统一的框架下，并自动按照合理的顺序计算这一系列模型，使得用户可以快速简便的获得结果。
在一个示例性的实施例中，基于上述实施例，本申请实施例中的目标拾取方式包括选取球和选取截面中的一种；本申请实施例涉及的根据目标拾取方式获取飞行器上的目标位置的过程，包括：获取选取球的球心坐标，根据球心坐标确定飞行器上的目标位置；或获取选取截面的面心坐标，根据面心坐标确定飞行器上的目标位置。
本申请实施例中，用户可以采用选取球的方式获取飞行器上的位置，具体的，用户可以指定球心坐标和半径，各顶点全部位于球内部的网格面将被设置为相应类型，终端根据用户选取球的球心坐标确定飞行器上的目标位置。
用户也可以采用选取截面的方式获取飞行器上的位置。具体的，用户可以指定截面中心、截面法向和截取厚度，各顶点全部位于对应厚度内部的网格面将被设置为相应类型。各类区域的设定可以导出为文件，或以文件形式编辑并导入，终端根据用户选取截面的面心坐标确定飞行器上的目标位置。
本申请实施例中，提供了选取球和选取截面两种拾取方式供用户选取目标位置，通过上述方式可以准确获取用户选取的坐标，以便后续对该目标位置上的脉动压力数据进行仿真计算。
在一个示例性的实施例中，基于上述实施例，请参见图4，本申请实施例涉及的是获取飞行器的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布的过程，包括以下S401至S402。其中：
S401，基于预先存储的配置文件生成气动问题仿真界面。
其中，配置文件由用户预先编写，用于结合气动问题仿真软件框架，生成气动问题仿真界面。
本申请实施例中，终端获取用户预先保存在本地的配置文件，解析配置文件结合气动问题仿真软件框架，生成气动问题仿真界面。
S402，基于气动问题仿真界面获取飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布。
本申请实施例中，基于上述实施例得到的气动问题仿真界面，终端可以获取用户基于气动问题仿真界面导入的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布。
本申请实施例中，通过生成气动问题仿真界面，便于用户将所需文件导入气动问题仿真软件框架，以便后续计算仿真结果。
在一个示例性的实施例中，基于上述实施例，请参见图5，本申请实施例涉及的是脉动压力计算模型包括表面时均压力模型，表面时均压力分布的获取过程，包括以下S501至S502。其中：
S501，从气动问题仿真软件框架集成的多种脉动压力计算模型中获取表面时均压力分布模型。
本申请实施例中，基于上述实施例确定的目标位置，终端可以根据目标位置对应的流动区域在气动问题仿真软件框架集成的多种脉动压力计算模型中获取对应的目标脉动压力计算模型。终端也可以获取用户输入的表面时均压力分布模型。
S502，将飞行器数据和仿真条件输入到表面时均压力分布模型中，得到表面时均压力分布。
本申请实施例中，基于上述实施例得到的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布模型，终端可以将飞行器数据和仿真条件输入到表面时均压力分布模型中，得到飞行器的表面时均压力分布。进一步地，终端还可以根据用户设定在流动区域条件下的仿真条件中的来流参数、当地流动参数(压力、边界层外缘马赫数、当地温度等参数)功率谱密度和相关系数的子程序以x86 Windows平台上C语言的应用程序二进制接口编译为动态链接库，经由气动问题仿真软件框架提供的算法单元管理模块进行加载和调用。
本申请实施例中，将多种脉动压力计算模型整合在统一的框架下，可以基于气动问题仿真软件框架提供的多种脉动压力计算模型计算各种类型的仿真数据，使用户可以快速简便的获得表面时均压力分布。
在一个示例性的实施例中，基于上述实施例，请参见图6，本申请实施例涉及的是飞行器数据的获取过程，包括以下S601至S602。其中：
S601，基于气动问题仿真界面获取用户导入的飞行器的初始网格文件。
其中，初始网格文件可以包括三维建模或者网格绘制软件导出STL(Stereolithography，立体光刻的缩写)格式的表面三角形网格文件或Plot3D格式的表面四边形网格文件。
本申请实施例中，基于上述实施例得到的气动问题仿真界面，用户可以根据气动问题仿真界面上的文件导入控件，导入飞行器的初始网格文件，终端根据该文件导入控件获取飞行器的初始网格文件。
S602，对初始网格文件进行预处理，得到飞行器数据。
本申请实施例中，基于上述实施例得到的初始网格文件，终端可以基于气动问题软件框架对初始网格文件进行预处理，得到飞行器数据。其中，预处理的方式可以包括数据清理、数据集成、数据变换以及数据存储，本申请实施例对预处理方式不作具体限定。
本申请实施例中，通过对获取的初始网格文件进行预处理，可以提高初始网格文件中的数据质量，便于后续对初始网格文件进行仿真。
在一个示例性的实施例中，基于上述实施例，请参见图7，本申请实施例涉及的是对初始网格文件进行预处理，得到飞行器数据，包括以下S701至S703。
其中：
S701，将初始网格文件以树结构的形式进行存储，得到中间网格文件。
其中，树结构可以包括KD(k-dimensional，K维度)树结构，其中，KD树结构是一种对k维空间中的实例点进行存储以便对其进行快速检索的树形数据结构。主要应用于多维空间关键数据的搜索。
本申请实施例中，基于上述实施例获取的初始网格文件，终端可以利用KD树结构对初始网格文件中各网格进行存储，得到中间网格文件，以便后续对其进行快速检索。
S702，采用邻接表结构确定中间网格文件中各网格与相邻网格的邻接关系。
其中，邻接表结构是一种顺序分配和链式分配相结合的存储结构。
本申请实施例中，基于上述实施例，终端可以采用邻接表结构，将中间网格文件中各网格与相邻网格进行顺序分配和链式分配，从而确定中间网格文件中各网格与相邻网格的邻接关系。
S703，根据中间网格文件和邻接关系，确定飞行器数据。
本申请实施例中，基于上述实施例得到的中间网格文件和邻接关系，终端根据邻接关系将中间网格文件中各网格进行相关联，从而确定飞行器数据。
本申请实施例中，采用树结构对初始网格文件进行存储，以便后续对初始网格文件进行快速检索，采用邻接表结构表达网格单元之间的邻接关系。此种数据结构可支持后续计算中所需要的快速查找某一空间位置对应的网格和查找网格邻接关系的功能。此外，本申请实施例还可以根据来流方向和各网格法向判断各网格面处于迎风面或背风面，并判断驻点位置。
在一个示例性的实施例中，基于上述实施例，本申请实施例涉及的是气动问题仿真界面包括仿真条件输入框，仿真条件的获取过程具体包括：
获取用户在仿真条件输入框中输入的仿真条件。
本申请实施例中，气动问题仿真界面包括仿真条件输入框，用户可以在仿真条件输入框中输入仿真条件，终端可以通过仿真条件输入框获取用户输入的仿真条件。
在一个示例性的实施例中，基于上述实施例，请参见图8，本申请实施例涉及的方法包括：
S801，基于预先存储的配置文件生成气动问题仿真界面；基于气动问题仿真界面获取用户导入的飞行器的初始网格文件；将初始网格文件以树结构的形式进行存储，得到中间网格文件；采用邻接表结构确定中间网格文件中各网格与相邻网格的邻接关系；根据中间网格文件和邻接关系，确定飞行器数据。
S802，获取用户在仿真条件输入框中输入的仿真条件；从气动问题仿真软件框架集成的多种脉动压力计算模型中获取表面时均压力分布模型；将飞行器数据和仿真条件输入到表面时均压力分布模型中，得到表面时均压力分布。
S803，获取选取球的球心坐标，根据球心坐标确定飞行器上的目标位置；或，获取选取截面的面心坐标，根据面心坐标确定飞行器上的目标位置；从气动问题仿真软件框架集成的多种脉动压力计算模型中获取目标位置对应的目标脉动压力计算模型。
S804，将飞行器数据、来流参数和表面时均压力分布输入到目标脉动压力计算模型中，通过目标脉动压力计算模型确定仿真结果中的均方根脉动压力系数分布。
本申请实施例中，气动问题仿真软件框架集成了多种脉动压力计算模型，用户采用这些脉动压力计算模型可以快速简便的得到多种状态下的飞行器的仿真结果，并且本申请也可以根据用户导入的脉动压力计算模型计算仿真结果，使得计算的仿真结果更精确，相较于传统的仿真算法只能计算部分模式下的仿真结果，因此本申请的仿真方法适用性更强。本申请实施例将多种脉动压力计算模型整合在统一的框架下，并自动按照合理的顺序计算这一系列模型，使得用户可以快速简便的获得结果。进一步地，本申请通过对获取的初始网格文件进行预处理，可以提高初始网格文件中的数据质量，便于后续对初始网格文件进行仿真。采用树结构对初始网格文件进行存储，以便后续对初始网格文件进行快速检索，采用邻接表结构表达网格单元之间的邻接关系。此种数据结构可支持后续计算中所需要的快速查找某一空间位置对应的网格和查找网格邻接关系的功能。
应该理解的是，虽然如上所述的各实施例所涉及的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且，如上所述的各实施例所涉及的流程图中的至少一部分步骤可以包括多个步骤或者多个阶段，这些步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，这些步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤中的步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。
基于同样的发明构思，本申请实施例还提供了一种用于实现上述所涉及的外流高速脉动压力仿真方法的外流高速脉动压力仿真装置。该装置所提供的解决问题的实现方案与上述方法中所记载的实现方案相似，故下面所提供的一个或多个外流高速脉动压力仿真装置实施例中的具体限定可以参见上文中对于外流高速脉动压力仿真方法的限定，在此不再赘述。
在一个示例性的实施例中，如图9所示，提供了一种外流高速脉动压力仿真装置900，其中：
数据获取模块901，用于获取飞行器的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布；
仿真结果确定模块902，用于基于预先构建的气动问题仿真软件框架以及所述飞行器数据、所述仿真条件和所述表面时均压力分布进行仿真计算，得到仿真结果；其中，所述气动问题仿真软件框架集成了多种脉动压力计算模型。
在一个实施例中，上述仿真结果确定模块902包括：
目标位置获取单元，用于根据目标拾取方式获取飞行器上的目标位置；
目标压力模型确定单元，用于从气动问题仿真软件框架集成的多种脉动压力计算模型中获取目标位置对应的目标脉动压力计算模型；
仿真结果确定单元，用于根据目标脉动压力计算模型、飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布，确定飞行器的仿真结果。
在一个实施例中，上述仿真结果确定单元包括：
仿真结果确定子单元，用于将飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布输入至目标脉动压力计算模型，得到飞行器的仿真结果；目标脉动压力计算模型包括默认脉动压力计算模型或用户自定义模型。
在一个实施例中，上述仿真条件包括来流参数；仿真结果包括均方根脉动压力系数分布；仿真结果确定子单元具体用于：
将飞行器数据、来流参数和表面时均压力分布输入到目标脉动压力计算模型中，通过目标脉动压力计算模型确定确定均方根脉动压力系数分布。
在一个实施例中，上述目标位置获取单元包括：
目标位置获取子单元，用于获取选取球的球心坐标，根据球心坐标确定飞行器上的目标位置；或获取选取截面的面心坐标，根据面心坐标确定飞行器上的目标位置。
在一个实施例中，上述数据获取模块901包括：
界面生成单元，用于基于预先存储的配置文件生成气动问题仿真界面；
数据获取单元，用于基于气动问题仿真界面获取飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布。
在一个实施例中，上述脉动压力计算模型包括表面时均压力模型，上述装置还包括：
压力分布模型获取模块，用于从气动问题仿真软件框架集成的多种脉动压力计算模型中获取表面时均压力分布模型；
压力分布确定模块，用于将飞行器数据和仿真条件输入到表面时均压力分布模型中，得到表面时均压力分布。
在一个实施例中，上述装置还包括：
初始文件获取单元，用于基于气动问题仿真界面获取用户导入的飞行器的初始网格文件；
数据确定单元，用于对初始网格文件进行预处理，得到飞行器数据。
在一个实施例中，上述初始文件获取单元包括：
中间文件确定子单元，用于将初始网格文件以树结构的形式进行存储，得到中间网格文件；
关系确定子单元，用于采用邻接表结构确定中间网格文件中各网格与相邻网格的邻接关系；
数据确定子单元，用于根据中间网格文件和邻接关系，确定飞行器数据。
在一个实施例中，上述气动问题仿真界面包括仿真条件输入框，上述装置还包括：
仿真条件获取单元，用于获取用户在仿真条件输入框中输入的仿真条件。
上述外流高速脉动压力仿真装置中的各个模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各模块可以硬件形式内嵌于或独立于计算机设备中的处理器中，也可以以软件形式存储于计算机设备中的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作。
在一个示例性的实施例中，提供了一种计算机设备，该计算机设备可以是终端，其内部结构图可以如图10所示。该计算机设备包括处理器、存储器、输入/输出接口、通信接口、显示单元和输入装置。其中，处理器、存储器和输入/输出接口通过系统总线连接，通信接口、显示单元和输入装置通过输入/输出接口连接到系统总线。其中，该计算机设备的处理器用于提供计算和控制能力。该计算机设备的存储器包括非易失性存储介质和内存储器。该非易失性存储介质存储有操作系统和计算机程序。该内存储器为非易失性存储介质中的操作系统和计算机程序的运行提供环境。该计算机设备的输入/输出接口用于处理器与外部设备之间交换信息。该计算机设备的通信接口用于与外部的终端进行有线或无线方式的通信，无线方式可通过WIFI、移动蜂窝网络、NFC(近场通信)或其他技术实现。该计算机程序被处理器执行时以实现一种外流高速脉动压力仿真方法。该计算机设备的显示单元用于形成视觉可见的画面，可以是显示屏、投影装置或虚拟现实成像装置。显示屏可以是液晶显示屏或者电子墨水显示屏，该计算机设备的输入装置可以是显示屏上覆盖的触摸层，也可以是计算机设备外壳上设置的按键、轨迹球或触控板，还可以是外接的键盘、触控板或鼠标等。
本领域技术人员可以理解，图10中示出的结构，仅仅是与本申请方案相关的部分结构的框图，并不构成对本申请方案所应用于其上的计算机设备的限定，具体的计算机设备可以包括比图中所示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者具有不同的部件布置。
在一个示例性的实施例中，提供了一种计算机设备，包括存储器和处理器，存储器中存储有计算机程序，该处理器执行计算机程序时实现以下步骤：
获取飞行器的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布；
基于预先构建的气动问题仿真软件框架以及飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布进行仿真计算，得到仿真结果；其中，气动问题仿真软件框架集成了多种脉动压力计算模型。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：
根据目标拾取方式获取飞行器上的目标位置；
从气动问题仿真软件框架集成的多种脉动压力计算模型中获取目标位置对应的目标脉动压力计算模型；
根据目标脉动压力计算模型、飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布，确定飞行器的仿真结果。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：
将飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布输入至目标脉动压力计算模型，得到飞行器的仿真结果；目标脉动压力计算模型包括默认脉动压力计算模型或用户自定义模型。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：
将飞行器数据、来流参数和表面时均压力分布输入到目标脉动压力计算模型中，通过目标脉动压力计算模型确定确定均方根脉动压力系数分布。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：
获取选取球的球心坐标，根据球心坐标确定飞行器上的目标位置；或，
获取选取截面的面心坐标，根据面心坐标确定飞行器上的目标位置。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：
基于预先存储的配置文件生成气动问题仿真界面；
基于气动问题仿真界面获取飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：
从气动问题仿真软件框架集成的多种脉动压力计算模型中获取表面时均压力分布模型；
将飞行器数据和仿真条件输入到表面时均压力分布模型中，得到表面时均压力分布。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：
基于气动问题仿真界面获取用户导入的飞行器的初始网格文件；
对初始网格文件进行预处理，得到飞行器数据。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：
将初始网格文件以树结构的形式进行存储，得到中间网格文件；
采用邻接表结构确定中间网格文件中各网格与相邻网格的邻接关系；
根据中间网格文件和邻接关系，确定飞行器数据。
在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还实现以下步骤：
获取用户在仿真条件输入框中输入的仿真条件。
在一个实施例中，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：
获取飞行器的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布；
基于预先构建的气动问题仿真软件框架以及飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布进行仿真计算，得到仿真结果；其中，气动问题仿真软件框架集成了多种脉动压力计算模型。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：
根据目标拾取方式获取飞行器上的目标位置；
从气动问题仿真软件框架集成的多种脉动压力计算模型中获取目标位置对应的目标脉动压力计算模型；
根据目标脉动压力计算模型、飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布，确定飞行器的仿真结果。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：
将飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布输入至目标脉动压力计算模型，得到飞行器的仿真结果；目标脉动压力计算模型包括默认脉动压力计算模型或用户自定义模型。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：
将飞行器数据、来流参数和表面时均压力分布输入到目标脉动压力计算模型中，通过目标脉动压力计算模型确定确定均方根脉动压力系数分布。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：
获取选取球的球心坐标，根据球心坐标确定飞行器上的目标位置；或，
获取选取截面的面心坐标，根据面心坐标确定飞行器上的目标位置。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：
基于预先存储的配置文件生成气动问题仿真界面；
基于气动问题仿真界面获取飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：
从气动问题仿真软件框架集成的多种脉动压力计算模型中获取表面时均压力分布模型；
将飞行器数据和仿真条件输入到表面时均压力分布模型中，得到表面时均压力分布。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：
基于气动问题仿真界面获取用户导入的飞行器的初始网格文件；
对初始网格文件进行预处理，得到飞行器数据。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：
将初始网格文件以树结构的形式进行存储，得到中间网格文件；
采用邻接表结构确定中间网格文件中各网格与相邻网格的邻接关系；
根据中间网格文件和邻接关系，确定飞行器数据。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：
获取用户在仿真条件输入框中输入的仿真条件。
在一个实施例中，提供了一种计算机程序产品，包括计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：
获取飞行器的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布；
基于预先构建的气动问题仿真软件框架以及飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布进行仿真计算，得到仿真结果；其中，气动问题仿真软件框架集成了多种脉动压力计算模型。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：
根据目标拾取方式获取飞行器上的目标位置；
从气动问题仿真软件框架集成的多种脉动压力计算模型中获取目标位置对应的目标脉动压力计算模型；
根据目标脉动压力计算模型、飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布，确定飞行器的仿真结果。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：
将飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布输入至目标脉动压力计算模型，得到飞行器的仿真结果；目标脉动压力计算模型包括默认脉动压力计算模型或用户自定义模型。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：
将飞行器数据、来流参数和表面时均压力分布输入到目标脉动压力计算模型中，通过目标脉动压力计算模型确定确定均方根脉动压力系数分布。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：
获取选取球的球心坐标，根据球心坐标确定飞行器上的目标位置；或，
获取选取截面的面心坐标，根据面心坐标确定飞行器上的目标位置。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：
基于预先存储的配置文件生成气动问题仿真界面；
基于气动问题仿真界面获取飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：
从气动问题仿真软件框架集成的多种脉动压力计算模型中获取表面时均压力分布模型；
将飞行器数据和仿真条件输入到表面时均压力分布模型中，得到表面时均压力分布。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：
基于气动问题仿真界面获取用户导入的飞行器的初始网格文件；
对初始网格文件进行预处理，得到飞行器数据。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：
将初始网格文件以树结构的形式进行存储，得到中间网格文件；
采用邻接表结构确定中间网格文件中各网格与相邻网格的邻接关系；
根据中间网格文件和邻接关系，确定飞行器数据。
在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时还实现以下步骤：
获取用户在仿真条件输入框中输入的仿真条件。
需要说明的是，本申请所涉及的用户信息(包括但不限于用户设备信息、用户个人信息等)和数据(包括但不限于用于分析的数据、存储的数据、展示的数据等)，均为经用户授权或者经过各方充分授权的信息和数据，且相关数据的收集、使用和处理需要符合相关规定。
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本申请所提供的各实施例中所使用的对存储器、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和易失性存储器中的至少一种。非易失性存储器可包括只读存储器(Read-OnlyMemory，ROM)、磁带、软盘、闪存、光存储器、高密度嵌入式非易失性存储器、阻变存储器(ReRAM)、磁变存储器(Magnetoresistive Random Access Memory，MRAM)、铁电存储器(Ferroelectric Random Access Memory，FRAM)、相变存储器(Phase Change Memory，PCM)、石墨烯存储器等。易失性存储器可包括随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)或外部高速缓冲存储器等。作为说明而非局限，RAM可以是多种形式，比如静态随机存取存储器(Static Random Access Memory，SRAM)或动态随机存取存储器(Dynamic RandomAccess Memory，DRAM)等。本申请所提供的各实施例中所涉及的数据库可包括关系型数据库和非关系型数据库中至少一种。非关系型数据库可包括基于区块链的分布式数据库等，不限于此。本申请所提供的各实施例中所涉及的处理器可为通用处理器、中央处理器、图形处理器、数字信号处理器、可编程逻辑器、基于量子计算的数据处理逻辑器等，不限于此。
以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本申请专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。因此，本申请的保护范围应以所附权利要求为准。
Claims (14)
1.一种外流高速脉动压力仿真方法，其特征在于，所述方法包括：
获取飞行器的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布；
基于预先构建的气动问题仿真软件框架以及所述飞行器数据、所述仿真条件和所述表面时均压力分布进行仿真计算，得到仿真结果；其中，所述气动问题仿真软件框架集成了多种脉动压力计算模型。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于预先构建的气动问题仿真软件框架以及所述飞行器数据、所述仿真条件和所述表面时均压力分布进行仿真计算，得到仿真结果，包括：
根据目标拾取方式获取所述飞行器上的目标位置；
从所述气动问题仿真软件框架集成的多种脉动压力计算模型中获取所述目标位置对应的所述目标脉动压力计算模型；
根据所述所述目标脉动压力计算模型、所述飞行器数据、所述仿真条件和所述表面时均压力分布，确定所述飞行器的仿真结果。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据所述目标脉动压力计算模型、所述飞行器数据、所述仿真条件和所述表面时均压力分布，确定所述飞行器的仿真结果，包括：
将所述飞行器数据、所述仿真条件和所述表面时均压力分布输入至所述目标脉动压力计算模型，得到所述飞行器的仿真结果；所述目标脉动压力计算模型包括默认脉动压力计算模型或用户自定义模型。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述仿真条件包括来流参数；所述仿真结果包括均方根脉动压力系数分布；所述将所述飞行器数据、所述仿真条件和所述表面时均压力分布输入至所述目标脉动压力计算模型，得到所述飞行器的仿真结果，包括：
将所述飞行器数据、所述来流参数和所述表面时均压力分布输入到目标脉动压力计算模型中，通过所述目标脉动压力计算模型确定所述均方根脉动压力系数分布。
5.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述目标拾取方式包括选取球和选取截面中的一种；所述根据目标拾取方式获取所述飞行器上的目标位置，包括：
获取所述选取球的球心坐标，根据所述球心坐标确定所述飞行器上的目标位置；或，
获取所述选取截面的面心坐标，根据所述面心坐标确定所述飞行器上的目标位置。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取飞行器的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布，包括：
基于预先存储的配置文件生成气动问题仿真界面；
基于所述气动问题仿真界面获取所述飞行器数据、所述仿真条件和所述表面时均压力分布。
7.根据权利要求6所述的方法，所述脉动压力计算模型包括表面时均压力模型，其特征在于，所述表面时均压力分布的获取过程包括：
从所述气动问题仿真软件框架集成的多种脉动压力计算模型中获取所述表面时均压力分布模型；
将所述飞行器数据和所述仿真条件输入到所述表面时均压力分布模型中，得到所述表面时均压力分布。
8.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述飞行器数据的获取过程，包括：
基于所述气动问题仿真界面获取用户导入的飞行器的初始网格文件；
对所述初始网格文件进行预处理，得到所述飞行器数据。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述对所述初始网格文件进行预处理，得到所述飞行器数据，包括：
将所述初始网格文件以树结构的形式进行存储，得到中间网格文件；
采用邻接表结构确定所述中间网格文件中各网格与相邻网格的邻接关系；
根据所述中间网格文件和所述邻接关系，确定所述飞行器数据。
10.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述气动问题仿真界面包括仿真条件输入框，所述仿真条件的获取过程包括：
获取用户在所述仿真条件输入框中输入的所述仿真条件。
11.一种外流高速脉动压力仿真装置，其特征在于，所述装置包括：
数据获取模块，用于获取飞行器的飞行器数据、仿真条件和表面时均压力分布；
仿真结果确定模块，用于基于预先构建的气动问题仿真软件框架以及所述飞行器数据、所述仿真条件和所述表面时均压力分布进行仿真计算，得到仿真结果；其中，所述气动问题仿真软件框架集成了多种脉动压力计算模型。
12.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至10中任一项所述的方法的步骤。
13.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至10任一项所述的方法的步骤。
14.一种计算机程序产品，包括计算机程序，其特征在于，该计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至10中任一项所述的方法的步骤。
Priority Applications (1)
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2023
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